3. Аэродинамические и летно-технические характеристики

3.1. Аэродинамические характеристики

Аэродинамические характеристики самолета приведены на рис. 3.1-3.3. В качестве характерных параметров приняты площадь крыла 47,01м² и средняя аэродинамическая хорда 2.7 м.

Рис. 3.1. Зависимость коэффициента с^α_y от числа М

Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки с^α_у и коэффициент А, характеризующий индуктивное сопротивление, приведены без учета и с учетом (штриховые линии) потерь на балансировку. В последнем случае координата цейтра тяжести x_т=0,3.

Рис 3.2. Зависимость коэффициента А от числа М

Коэффициент лобового сопротивления самолета при нулевой подъемной силе с_xo резко возрастает при М=0,6 (рис. 3.3). Это объясняется большой относительной толщиной профиля крыла и формой крыла в плане (местные сверхзвуковые области на крыле и связанные с ними местные скачки уплотнения возникают при относительно небольших скоростях полета).

Рис. 3.3. Зависимость коэффициента c_xo от числа М

Взлетно-посадочные значения коэффициента подъемной силы с_{у отр} = 1,37 и с_{у пос} = 1,68.

Допустимое значение коэффициента подъемной силы с_{у доп} = 1,0 (с убранной механизацией крыла).

Прирост коэффициента сопротивления за счет подвесок Δc_{хо подв} постоянен в диапазоне рассмотренных чисел М и составляет для различных вариантов вооружения:

• 6 бомб Мк.82 - Δc_{хо подв} = 0,01;
• 18 бомб Мк.117 - Δc_{хо подв} = 0,025.

3.2. Летно-технические характеристики

Рис. 3.4. Диапазон скоростей и высот полета самолета

Диапазон высот и чисел М полета (рис. 3.4) рассчитан для средней массы самолета с 18 бомбами Мк.82:

Диапазон высот и чисел М полета

где m_o = 21500 кг - максимальная взлетная масса самолета, m_т.вн = 4830 кг - масса топлива во внутренних баках. Границы максимальных чисел М полета рассчитывались из условия равенства располагаемой тяги лобовому сопротивлению. Левая граница определяется минимально допустимой скоростью горизонтального полета.

Рис. 3.5. Зависимость V^*_y от числа М и высоты полета

Зависимости энергетической скороподъемности V^*_у= f(M, H) для высот 1; 5 и 11 км (рис. 3.5) и V^*_{у max} = f(H) (рис. 3.6) определены при тех же условиях, что и диапазон высот и чисел М полета.

Рис. 3.6. Зависимость V^*_{у max} от высоты и числа М

Границы радиусов установившихся виражей приведены на рис. 3.7. Зависимость радиусов виражей от скорости полета на высотах 1; 5 и 11 км приведена на этом рисунке с учетом ограничений по допустимому значению коэффициента подъемной силы с_{у доп} , допустимой нормальной перегрузки n^э_{у max} и по располагаемой тяге.

Рис. 3.7. Границы радиусов установившихся виражей

Зависимости длин разбега и пробега от взлетной и посадочной масс соответственно приведены на рис. 3.8.

Рис. 3.8. Зависимость L_разб и L_проб, от взлетной и посадочной масс самолета соответственно